Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 18.04 at α=14°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe08k-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe08k-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 8K AIRFOIL                                  
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -6.250  -0.5779   0.12671   0.12122  -0.0057   1.0000   0.2342
  -6.000  -0.5630   0.12261   0.11709  -0.0038   1.0000   0.2445
  -5.750  -0.5969   0.12101   0.11559  -0.0018   1.0000   0.2505
  -5.500  -0.5893   0.11737   0.11196   0.0009   1.0000   0.2620
  -5.250  -0.6300   0.11564   0.11027  -0.0003   1.0000   0.2688
  -5.000  -0.6202   0.11204   0.10669   0.0035   1.0000   0.2841
  -4.750  -0.6267   0.10899   0.10366   0.0057   1.0000   0.3011
  -4.500  -0.6346   0.10612   0.10080   0.0076   1.0000   0.3184
  -4.250  -0.6306   0.10260   0.09734   0.0116   1.0000   0.3380
  -4.000  -0.6254   0.09981   0.09459   0.0161   1.0000   0.3629
  -3.750  -0.6360   0.09709   0.09188   0.0187   1.0000   0.3875
  -3.500  -0.6406   0.09462   0.08944   0.0232   1.0000   0.4198
  -3.250  -0.1822   0.09147   0.08531  -0.0069   1.0000   0.9706
  -3.000  -0.1920   0.08912   0.08302  -0.0036   1.0000   0.9628
  -2.750  -0.2424   0.08763   0.08170   0.0085   1.0000   0.9323
  -2.500  -0.2975   0.08555   0.07979   0.0198   1.0000   0.8895
  -2.250  -0.3650   0.08347   0.07792   0.0319   1.0000   0.8411
  -2.000  -0.4311   0.08088   0.07553   0.0427   1.0000   0.8048
  -1.750  -0.4903   0.07764   0.07246   0.0518   1.0000   0.7742
  -1.500  -0.5093   0.05955   0.05095   0.0017   1.0000   0.2033
  -1.250  -0.4943   0.05687   0.04809   0.0036   1.0000   0.1956
  -1.000  -0.4763   0.05449   0.04503   0.0057   1.0000   0.1827
  -0.750  -0.4601   0.05259   0.04275   0.0077   1.0000   0.1777
  -0.500  -0.4434   0.05121   0.04095   0.0097   1.0000   0.1771
  -0.250  -0.4253   0.04994   0.03924   0.0114   1.0000   0.1759
   1.250  -0.2704   0.04764   0.03528   0.0100   0.9997   0.1979
   1.500  -0.2252   0.04868   0.03618   0.0053   0.9986   0.2076
   1.750  -0.1845   0.05001   0.03748   0.0016   0.9969   0.2241
   2.000  -0.1451   0.05156   0.03908  -0.0018   0.9954   0.2462
   2.500   0.0102   0.05674   0.04590  -0.0248   0.9992   1.0000
   2.750   0.0379   0.05873   0.04758  -0.0263   0.9956   1.0000
   3.000   0.0588   0.05988   0.04855  -0.0269   0.9918   1.0000
   3.250   0.0865   0.06206   0.05052  -0.0285   0.9874   1.0000
   3.500   0.1049   0.06300   0.05133  -0.0287   0.9828   1.0000
   3.750   0.1324   0.06523   0.05341  -0.0304   0.9776   1.0000
   4.000   0.1481   0.06598   0.05407  -0.0302   0.9722   1.0000
   4.250   0.1761   0.06842   0.05639  -0.0321   0.9668   1.0000
   4.500   0.1896   0.06895   0.05688  -0.0315   0.9606   1.0000
   4.750   0.2186   0.07167   0.05950  -0.0336   0.9553   1.0000
   5.000   0.2302   0.07201   0.05983  -0.0328   0.9478   1.0000
   5.250   0.2580   0.07478   0.06253  -0.0347   0.9429   1.0000
   5.500   0.2697   0.07516   0.06291  -0.0340   0.9345   1.0000
   5.750   0.2915   0.07732   0.06506  -0.0350   0.9295   1.0000
   6.000   0.3079   0.07839   0.06613  -0.0351   0.9208   1.0000
   6.250   0.3254   0.08019   0.06795  -0.0354   0.9154   1.0000
   6.500   0.3451   0.08176   0.06953  -0.0361   0.9066   1.0000
   6.750   0.3588   0.08324   0.07103  -0.0359   0.9006   1.0000
   7.000   0.3813   0.08523   0.07307  -0.0371   0.8919   1.0000
   7.250   0.3915   0.08645   0.07432  -0.0364   0.8849   1.0000
   7.500   0.4187   0.08912   0.07706  -0.0384   0.8766   1.0000
   7.750   0.4246   0.08983   0.07783  -0.0371   0.8679   1.0000
   8.000   0.4512   0.09284   0.08092  -0.0391   0.8606   1.0000
   8.250   0.4624   0.09381   0.08197  -0.0387   0.8495   1.0000
   8.500   0.4736   0.09527   0.08351  -0.0383   0.8394   1.0000
   8.750   0.4943   0.09773   0.08606  -0.0395   0.8305   1.0000
   9.000   0.5208   0.10040   0.08884  -0.0414   0.8181   1.0000
   9.250   0.5359   0.10191   0.09049  -0.0416   0.8045   1.0000
   9.500   0.5524   0.10367   0.09237  -0.0421   0.7902   1.0000
   9.750   0.5723   0.10575   0.09457  -0.0430   0.7749   1.0000
  10.000   0.5822   0.10715   0.09609  -0.0426   0.7590   1.0000
  10.250   0.6534   0.10371   0.09287  -0.0445   0.6836   1.0000
  10.500   0.6993   0.10340   0.09280  -0.0459   0.6561   1.0000
  10.750   0.7045   0.10437   0.09389  -0.0444   0.6350   1.0000
  11.000   0.7334   0.10484   0.09456  -0.0448   0.6149   1.0000
  11.250   0.7720   0.10496   0.09494  -0.0457   0.5969   1.0000
  11.500   0.7773   0.10639   0.09652  -0.0444   0.5774   1.0000
  11.750   0.8029   0.10660   0.09698  -0.0440   0.5565   1.0000
  12.000   0.8458   0.10404   0.09473  -0.0430   0.5292   1.0000
  12.750   1.0831   0.06391   0.05445  -0.0224   0.2583   1.0000
  13.000   1.0726   0.06710   0.05681  -0.0185   0.2019   1.0000
  13.250   1.0836   0.06871   0.05788  -0.0162   0.1671   1.0000
  13.500   1.1245   0.06844   0.05728  -0.0157   0.1393   1.0000
  13.750   1.1881   0.06822   0.05714  -0.0171   0.1203   1.0000
  14.000   1.2605   0.06988   0.05899  -0.0204   0.1088   1.0000
  14.250   1.2921   0.07269   0.06207  -0.0208   0.1032   1.0000
  14.500   1.3305   0.07693   0.06650  -0.0222   0.0989   1.0000
  14.750   1.3255   0.08065   0.07067  -0.0192   0.0984   1.0000
  15.000   1.3143   0.08436   0.07477  -0.0160   0.0981   1.0000
  15.250   1.3004   0.08828   0.07903  -0.0130   0.0981   1.0000
  15.500   1.2802   0.09223   0.08329  -0.0099   0.0980   1.0000
  15.750   1.2610   0.09664   0.08799  -0.0074   0.0983   1.0000
  16.000   1.2417   0.10124   0.09284  -0.0054   0.0987   1.0000
  16.250   1.2185   0.10600   0.09782  -0.0037   0.0989   1.0000
  16.500   1.1962   0.11124   0.10327  -0.0026   0.0993   1.0000
  16.750   1.1719   0.11674   0.10895  -0.0021   0.0996   1.0000
  17.000   1.0347   0.13378   0.12646  -0.0086   0.1084   1.0000
<< Back to GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 8K AIRFOIL (goe08k-il)